陈 建*

（上海飞机设计研究院，上海201210）

0 引言

先进复合材料在飞机结构上的用量，已成为飞机先进性的标志之一。近十年来，复合材料在民用飞机上的应用达到了前所未有的水平，A380复合材料的用量为25%，波音787的复合材料用量更高达50%。复合材料的应用也从非承力结构发展到主承力结构，我国自主研制的大型客机已将复合材料应用于副翼、襟翼、尾翼、后机身压力框等大尺寸次承力结构。

复合材料的大量使用直接导致对修理技术的迫切要求[1-3]。近年来，经过对国产民机复合材料制造偏离规律研究，发现常见的损伤主要有：分层、脱胶、芯层损伤、孔边损伤、纤维劈裂等，这些损伤会导致强度和使用寿命的降低。目前，国内常用的修理方法主要有：注胶修理[3]、机械连接修理[4-11]、胶接挖补修理[12-17]，但是对修理后零件的强度性能评估方法研究较少，工程应用较困难。以我国自主研制的民用飞机为例，复合材料修理技术及其强度分析方法还需大量试验验证，可工程化应用的标准修理方法较少。

1 胶接挖补修理方法介绍

胶接胶结挖补修理是一种最有前景的永久性修理方法，可以使修理结构的强度恢复到完好结构的76%～81%[18]，其胶层剪力分布较为均匀，且能形成飞机气动光滑表面。挖补修理在结构上由母层、修理层和胶层三部分组成。由于斜面形挖补的工艺较为简单，所以在工程上应用广泛。依据经验，工程上规定可采用挖补修理的损伤面积不能超过零件表面积的15%。胶接挖补修理通过挖去损伤或缺陷的部位，留下一个具有锥度的孔，先对层合板进行干燥处理，然后再用复合材料补片通过胶结的方法将其修补完整，主要用于分层、脱粘、多余孔的修理，见图1。修理步骤如下：

图1 层压板胶接斜面挖补修理

1）超声或射线检测确定损伤区域；

2）在零件上画模线并去除损伤区域的铺层；

3）按模线继续去除铺层成锥形或者阶梯型；

4）轻微打磨相邻已露出的防雷击金属网，如铜网（按需）；

5）对损伤区域进行目视、无损检测，确保损伤已覆盖；

6）清理残留并用粗棉布蘸工业酒精清洗，放置风干；

7）对修理区域进行胶接前表面处理；

8）对修理区域进行铺层，至少各有一层90°和45°；

9）装袋及固化；

10）对修理区域进行目视及无损检测；

11）完成最终表面处理。

2 强度分析方法

胶接修理的失效类型可以分为：母层失效、修理层失效和胶层失效[19-23]。依据工程经验，一般认为评估胶接修理的静强度结果就可以满足工程需求。对于层压板挖补修理，典型工程评估方法如下：

1）计算

E*的设计经验值为0.8～0.1。

2）计算

3）如果L*值大于实际搭接长度L，则

4）如果L*值小于实际搭接长度L，则计算

符号定义如下：

λ—重叠长度的无量纲因子；

C—胶粘剂剪切模量；

η—胶接层厚度；

E1—母层弹性模量；

E2—修理层弹性模量；

t1—母层厚度；

t2—修理层厚度；

E*—胶接延伸刚度比；

L*—结合效率计算值；

γe—弹性粘结剪切应变；

γp—塑性粘结剪切应变；

p—塑性粘结剪切应力；

Ψ—胶粘剂塑性应力的重叠长度；

P—胶接强度。

3 案例分析

假定某复材零件经检测存在边缘分层，尺寸为40mm×12mm，具体位置见图2（a）。分层区域挖补及铺层见图2（c）。图2（c）中的具体铺层材料及方向见表1。去除层单层厚度0.2mm，铺层总厚度1.2mm，弹性模量E1=3.90×105MPa。修补层单层厚度0.2mm，铺层总厚度1.2mm，弹性模量E2=4.55×105MPa。假设修补层的固化温度为135℃，采用的胶粘剂性能参数见表2。修理后零件外观见图2（b）。

图2 层压板零件胶结挖补修理示意图

表1 修补层的铺层信息

表2 固化温度135℃下的胶粘剂性能参数

根据式（1） ～（3）计算得：L*=7.11mm，L*小于搭接长度L。

根据式（5） ～（7），计算得：P=686.7N/mm。

经有限元建模分析，得出脱粘缺陷区域最大应力Pfem=49.59N/mm，取1.5安全系数，则许用值[P]=74.39N/mm。

计算安全裕度：

安全裕度远大于1，修理后满足静强度要求。

4 结论

层压板复合材料零件的胶接斜面挖补修理方法在我国民用飞机上已经应用，但目前仅限于次承力结构。对主承力复合材料结构，还需要通过试样级到原件级再到部件级的大量试验研究，积累修理用的设计许用值，验证评估计算方法，逐步建立标准化的工程修理和强度评估方法，这对推动复合材料在我国民机中的应用至关重要。